涡轮叶栅激波损失控制方法与试验研究

摘要

随着航空发动机技术的发展，高压涡轮负荷水平逐步提高，以实现更高的输出功率。增大涡轮膨胀比是提高涡轮负荷水平的有效方法，但大膨胀比设计会使气流马赫数水平提高，涡轮将处于跨声速工况范围，导致严重的激波损失，涡轮性能显著下降。因此，为突破跨声速涡轮气动设计，需发展高负荷涡轮叶型设计方法以及流动控制技术。本文以典型的高负荷跨声速涡轮转子和导叶叶栅为研究对象，探讨涡轮尾缘流动特征及损失机理，发展激波损失控制方法。
　　首先通过数值模拟和风洞试验研究了跨声速涡轮叶栅的流动特征，细致分析了激波/边界层/尾迹相互干扰、激波反射等流动现象，为探索激波损失控制方法提供理论基础。
　　然后分析了叶型型线曲率对叶片表面边界层发展和尾缘激波强度的影响，据此提出了基于曲率的可控膨胀叶型设计数学模型，可保证型线曲率光滑连续、可控，适用于高负荷跨声速涡轮叶片设计。以转子和导叶叶型为基准验证了数学模型的有效性。
　　正问题优化有助于获取低激波损失叶型的型线特征，基于数值模拟方法和试验设计技术，结合响应面优化模型，重点对转子叶栅进行了正问题优化设计。结果表明，减小尾缘弯折角、增大安装角最有利于降低吸力侧激波强度。优化后转子叶栅吸力侧激波强度降低了30.90％，总压损失减小了6.95%。优化前后叶型型线特征对比结果表明，通过合理调整吸力面型线曲率来控制气流膨胀力度，可在提高叶型负荷水平的同时，实现对尾缘激波强度的有效控制。进而提出可控膨胀概念，结合基于曲率的叶型设计方法，有效减小了尾缘激波前马赫数，减弱了吸力侧激波强度，降低了激波/尾迹相互干扰损失和叶栅出口不均匀程度。
　　最后，为进一步降低激波损失，针对压力侧激波发展了消波设计方法，在吸力面的激波作用区域设计一鼓包，利用鼓包迎风面压缩波的预压缩作用和外凸面膨胀波的消波作用，有效抑制了激波/边界层相互干扰，显著削弱了反射激波强度。可控膨胀设计和消波设计对叶栅尾缘两道激波的控制作用相互独立，可单独采用。当两种方法相结合时，转子叶栅吸力面激波强度降低了29.68%，叶栅出口均匀程度减小了29.26%，总压损失减小了12.07%。通过非设计点叶栅性能分析，进一步验证了激波控制方法的有效性。

目录

声明

注释表

缩略词

第一章 绪论

1.1 研究背景

1.2 高负荷跨声速涡轮激波控制技术需求分析

1.3 现有跨声速涡轮激波损失控制技术

1.4 本文主要研究工作

第二章 研究方法

2.1 数值模拟与风洞试验

2.2 数值模拟方法

2.3 跨声速涡轮叶栅算例验证

2.4 跨声速涡轮平面叶栅风洞试验

2.5 小结

第三章 跨声速涡轮叶栅试验与数值模拟研究

3.1 Rolls-Royce跨声速涡轮平面叶栅试验研究

3.2 典型跨声速涡轮导叶和转子叶栅流动分析

3.3 小结

第四章 可控膨胀涡轮叶型设计方法研究

4.1 叶片型线曲率的重要性

4.2 可控膨胀叶型设计数学模型

4.3 叶型设计数学模型验证

4.4 小结

第五章 低激波损失叶型优化设计研究

5.1 NASA/GERS叶片优化设计

5.2 叶型正问题优化设计方法

5.3 基于DOE的跨声速涡轮低激波损失叶型优化设计

5.4 可控膨胀概念

5.5 小结

第六章 基于鼓包的消波设计流动控制方法研究

6.1 激波损失控制方法研究思路

6.2消波设计流动控制方法

6.3 可控膨胀概念和消波设计同时应用

6.4 激波控制叶型非设计点性能计算分析

6.5 小结

第七章 研究总结与展望

7.1 研究总结

7.2 工作展望

参考文献

致谢

在学期间的研究成果及发表的学术论文